Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ СОЕДИНЕНИЯ КОРПУСОВ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к устройствам для соединения элементов конструкции газотурбинных двигателей, в частности для соединения корпусов наружного и внутреннего контуров двухконтурного газотурбинного двигателя (ГТД).

Из известных устройств наиболее близким по технической сущности к предложенному является устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета, содержащее внутренний и наружный кольцевые корпуса, соединенные между собой посредством шарнирных тяг (см. патент РФ №2328613, кл. F02K 1/52, опубл. 2008 г.).

В известном устройстве кольцевые корпуса не перемещаются относительно друг друга в осевом и радиальном направлениях.

Однако применение данного устройства в качестве соединения между корпусами внутреннего и наружного контуров в двухконтурном газотурбинном двигателе оказывается невозможным, так как при работе двигателя внутренний контур нагревается значительно больше, чем наружный, и, учитывая значительную протяженность и размеры корпусов, между корпусами имеются значительные осевые и радиальные перемещения. Применение данного устройства в указанном соединении приведет к существенным деформациям, которые могут привести к разрушениям. Кроме того, вильчатое соединение, примененное в известном устройстве, недостаточно надежно фиксирует соединяемые корпуса контуров относительно друг друга при передаче крутящего момента. Такое соединение предусматривает некоторый относительный люфт. Наличие этого люфта может привести к появлению разных усилий в корпусах при передаче крутящего момента и к выработке контактирующих поверхностей. А для силовой схемы ГТД желательна совместная передача крутящего момента между контурами. Крутящий момент возникает при несимметричной (боковой) задней подвеске двигателя. Такое крепление двигателей применяют при компоновке самолета с двумя двигателями. В этом случае задняя подвеска двигателя может осуществляться несимметрично с правой или с левой стороны двигателя.

Задачей изобретения является предотвращение деформаций корпусов наружного и внутреннего контуров двигателя из-за термических напряжений.

Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для соединения корпусов газотурбинного двигателя, содержащем тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя, согласно изобретению для соединения наружного и внутреннего корпусов двухконтурного двигателя, угол наклона тяги относительно поперечной оси, проходящей через ось шарнира, определяется следующей зависимостью:

,

где L₁ - радиальное перемещение оси шарнира тяги со стороны корпуса внутреннего контура относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов;

L₂ - перемещение указанной оси шарнира вдоль продольной оси двигателя относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов.

Кроме того, по меньшей мере одна тяга в поперечном сечении дополнительно размещена под углом к линии, проходящей через ось шарнира и продольную ось двигателя.

Такая конструкция позволяет создать жесткую кинематическую и шарнирную связь между внутренним и наружным контуром в двухконтурном ГТД. За счет предлагаемой кинематики и угла наклона стоек практически удается сохранить осевую и радиальную развязку между указанными контурами.

Применение жестких тяг и шарнирных соединений позволит практически ликвидировать возможные люфты в соединениях как в осевом, так и в окружном направлениях. При этом обеспечиваются минимально возможные деформации и напряжения в корпусах внутреннего и наружного контуров на всех режимах работы газотурбинного двигателя.

Пример выполнения изобретения приведен на прилагаемых чертежах.

На фиг. 1 изображена схема двухконтурного ГТД;

на фиг. 2 - продольный разрез двигателя;

на фиг. 3 - сечение А-А фиг. 3;

на фиг. 4 - элемент Б фиг. 3;

на фиг. 5 - элемент В фиг. 3;

на фиг. 6 - кинематическая схема перемещения тяг при тепловых относительных перемещениях внутреннего и наружного контуров.

Устройство размещается между корпусами 1 и 2 внутреннего и наружного контуров соответственно.

Для предлагаемого двигателя его размещают в районе фланца 3 корпуса турбины. Устройство состоит из нескольких радиально расположенных тяг 4 (в поперечном сечении) и косых тяг 5. Один конец тяг посредством проушин 6, 7, 8, 9, 10 крепится к фланцу 3 турбины, а другой - к корпусу 2 наружного контура. Стойки соединяются с проушинами посредством сферических подшипников 11 и пальцев 12.

Во время работы двигателя происходит различный нагрев корпусов внутреннего и наружного контуров. Корпус внутреннего контура нагревается больше, чем корпус наружного, поэтому между ними происходит взаимное перемещение. Если тягам придать определенный наклон относительно продольной оси двигателя, то окажется, что при определенном положении тяг можно осуществить шарнирное беззазорное соединение корпусов наружного и внутреннего контуров.

Угол наклона α тяг определяется по тангенсу угла, который определяется отношением радиального относительного перемещения L₁ оси 13 тяги 4 или 5 (см. фиг. 6) со стороны корпуса внутреннего контура к осевому относительному перемещению L₂ этой оси вдоль продольной оси двигателя.

Теоретически взаимное перемещение оси 13 может происходить по траектории, близкой к вектору L, и оно, как видно из фиг. 6, близко совпадает с траекторией радиуса движения оси 13 тяги по радиусу R (при расчетном угле наклона тяг). Такое допущение можно принять исходя из того, что осевое и радиальное перемещение корпусов внутреннего и наружного контуров происходит пропорционально.

Необходимо отметить, что кроме взаимного осевого и радиального перемещения корпуса внутреннего и наружного контуров могут совершать и относительный поворот, который возникает от действия крутящего момента. Крутящий момент появляется из-за несимметричного расположения (боковой) задней опоры 14 (задней подвески двигателя к самолету) (фиг. 3). Причем крутящий момент может быть направлен как в одну, так и в другую сторону. Это зависит от места установки двигателя на самолете - справа или слева. Для принятия на себя крутящего момента служат косые тяги 5. Они имеют наклон к линии, проходящей через ось шарнира 12 и продольную ось двигателя - угол β. За счет сферических и практически беззазорных подшипников они позволяют не только ликвидировать люфт в окружном направлении между корпусами, но и в равной степени поделить его между корпусами наружного и внутреннего контуров. Это позволяет получить стабильную нагрузку и напряжения на корпусах двигателя.

Для облегчения сборки отверстия 15 в проушинах могут быть выполнены овальными (фиг. 4, 5).

Необходимо отметить, что предлагаемая конструкция не требует усиления корпуса наружного контура с помощью бандажного пояса в месте связи контуров, так как жесткость конструкции будет поддерживаться за счет жесткости корпуса внутреннего контура, обусловленной его конструктивным исполнением. А этот момент для современных двигателей очень важен, так как габаритов для создания достаточно мощного бандажного пояса в этом месте часто бывает недостаточно. Размеры мотогондолы в этом месте всегда ограничены.

Изобретение позволяет увеличить надежность работы двухконтурного ГТД и его ресурс.